CN211924261U - 一种涡轮导叶供气系统及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本公开涉及一种涡轮导叶供气系统，包括：集气腔，呈环形结构，外周面固定安装于涡轮机匣，内周面沿径向位于多个涡轮导叶的外侧，被配置为容纳冷却气，并将冷却气输送至多个涡轮导叶；多个引气管，被配置为从压气机引出冷却气，并将冷却气输送至集气腔；以及多个安装座，固定连接于涡轮机匣，用于安装集气腔，沿径向连通于引气管和集气腔之间；其中，引气管连通于集气腔的一端具有第一流道，安装座连接于引气管的一端具有第二流道，第一流道和第二流道的流通面积均沿径向向内侧渐增。基于此，本公开实施例能够减少涡轮导叶中部分叶片受到的气流冲击，并沿周向提高涡轮导叶各叶片的冷却流量的均匀性。

Description

一种涡轮导叶供气系统及航空发动机

技术领域

本公开涉及燃气轮机制造领域，尤其涉及一种涡轮导叶供气系统及航空发动机。

背景技术

航空发动机中的涡轮位于燃烧室的后方，工作在极高的温度下，因此对涡轮中各结构的冷却关系到涡轮的工作安全。通常涡轮的冷却气从压气机引出，再将气流导通至涡轮处对涡轮导向器的叶片及其相关部件进行冷却。

然而相关的涡轮导叶供气系统中，气流的动压难以完全耗散，使得部分叶片受到气流的冲击，且周向上涡轮导叶的各叶片冷却流量分配不均匀，进而导致叶片乃至涡轮机匣变形不均匀，可能引起涡轮叶片的转静子之间出现碰磨情况，影响发动机安全。

发明内容

有鉴于此，本公开实施例提供一种涡轮导叶供气系统及航空发动机，能够减少涡轮导叶中部分叶片受到的气流冲击，并沿周向提高涡轮导叶各叶片的冷却流量的均匀性。

在本公开的一个方面，提供一种涡轮导叶供气系统，包括：

集气腔，呈环形结构，外周面固定安装于涡轮机匣，内周面沿径向位于多个涡轮导叶的外侧，被配置为容纳冷却气，并将冷却气输送至所述多个涡轮导叶；

多个引气管，被配置为从压气机引出冷却气，并将冷却气输送至所述集气腔；以及

多个安装座，固定连接于所述涡轮机匣，用于安装所述集气腔，沿径向连通于所述引气管和所述集气腔之间；

其中，所述引气管连通于所述集气腔的一端具有第一流道，所述安装座连接于所述引气管的一端具有第二流道，所述第一流道和所述第二流道的流通面积均沿径向向内侧渐增。

在一些实施例中，所述引气管与所述安装座互相连接，且所述第一流道的出口和所述第二流道的进口形状相同且面积相等。

在一些实施例中，所述第一流道和所述第二流道均呈圆锥形管道结构，所述圆锥形管道结构在垂直于轴向的截面上的投影呈等腰梯形，所述等腰梯形的两个腰之间的夹角为设定角度，且所述设定角度取值30°～120°。

在一些实施例中，所述第一流道与所述第二流道的所述设定角度大小相等，以使所述第一流道和所述第二流道之间的壁面光滑且连续。

在一些实施例中，多个所述引气管沿周向均匀分布于所述集气腔的外周，且所述引气管连通于所述集气腔的一端沿径向延伸。

在一些实施例中，多个所述涡轮导叶的数量为多个所述引气管的数量的正整数倍，并且所述引气管的中心线经过所述涡轮导叶。

在一些实施例中，所述涡轮导叶供气系统还包括：

多个扩张管，位于所述集气腔的内部，且中心线重合于所述引气管的中心线，所述扩张管流通面积较小的一端固定安装于所述安装座远离所述引气管的一侧，流通面积较大的一端靠近于多个所述涡轮导叶。

在一些实施例中，所述第一流道的出口和所述第二流道的进口形状相同且面积相等，所述第二流道的出口和所述扩张管的进口形状相同且面积相等，所述第一流道、所述第二流道和所述扩张管的流道均呈圆锥形管道结构，所述圆锥形管道结构在垂直于轴向的截面上的投影呈等腰梯形，所述等腰梯形的两个腰之间的夹角为设定角度，所述第一流道、所述第二流道和所述扩张管流道的所述设定角度大小相等。

在一些实施例中，所述扩张管包括：

多孔板，安装于所述扩张管的内部，设置于所述扩张管的出口，沿径向开设有多个开孔，以使冷却气穿过所述多孔板并流动至所述涡轮导叶。

在一些实施例中，所述多孔板上的多个开孔相对于所述扩张管的中心线呈中心对称分布，且所述开孔的面积随距离所述扩张管的中心线的距离增加而增加。

在一些实施例中，所述涡轮导叶供气系统还包括：

整流板，呈环形结构，固定安装于所述集气腔的内部，沿径向位于所述安装座与所述涡轮导叶之间，所述整流板沿径向开设有多个过筛孔，并且所述整流板沿轴向的两端面均贴合于所述集气腔的内表面。

在一些实施例中，所述引气管沿径向在所述整流板上的投影构成第一区域，所述整流板上位于所述第一区域以外且距离所述第一区域的距离在设定范围内的部分构成第二区域，所述整流板上位于所述第二区域以外的部分构成第三区域，所述过筛孔的分布密度从所述第三区域到所述第二区域再到所述第一区域递减。

在本公开的一个方面，提供一种航空发动机，包括如前文任一实施例所述的涡轮导叶供气系统。

因此，根据本公开实施例，能够减少涡轮导叶中部分叶片受到的气流冲击，并沿周向提高涡轮导叶各叶片的冷却流量的均匀性。

附图说明

构成说明书的一部分的附图描述了本公开的实施例，并且连同说明书一起用于解释本公开的原理。

参照附图，根据下面的详细描述，可以更加清楚地理解本公开，其中：

图1是根据本公开一些实施例的涡轮导叶供气系统的结构示意图；

图2是根据本公开一些实施例的涡轮导叶供气系统的周向叶片冷气分配示意图；

图3是根据本公开另一些实施例的涡轮导叶供气系统的周向叶片冷气分配示意图；

图4是根据本公开另一些实施例的涡轮导叶供气系统的周向叶片冷气分配示意图；

图5是根据图4所示的涡轮导叶供气系统的扩张管局部的放大结构示意图；

图6是根据图4所示的涡轮导叶供气系统的多孔板的结构示意图；

图7是根据本公开另一些实施例的涡轮导叶供气系统的周向叶片冷气分配示意图；

图8是根据图7所示的涡轮导叶供气系统的结构示意图；

图9是根据图7所示的涡轮导叶供气系统的整流板的结构示意图；

图中：

1，集气腔；2，引气管；21，第一流道；3，安装座；31，第二流道；4，涡轮机匣；5，涡轮导叶；6，扩张管；7，多孔板；71，开孔；8，整流板；81，过筛孔；82，第一区域；83，第二区域；84，第三区域；α，设定角度。

应当明白，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。此外，相同或类似的参考标号表示相同或类似的构件。

具体实施方式

现在将参照附图来详细描述本公开的各种示例性实施例。对示例性实施例的描述仅仅是说明性的，决不作为对本公开及其应用或使用的任何限制。本公开可以以许多不同的形式实现，不限于这里所述的实施例。提供这些实施例是为了使本公开透彻且完整，并且向本领域技术人员充分表达本公开的范围。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、材料的组分、数字表达式和数值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。

本公开中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的部分。“包括”或者“包含”等类似的词语意指在该词前的要素涵盖在该词后列举的要素，并不排除也涵盖其他要素的可能。“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也可能相应地改变。

在本公开中，当描述到特定器件位于第一器件和第二器件之间时，在该特定器件与第一器件或第二器件之间可以存在居间器件，也可以不存在居间器件。当描述到特定器件连接其它器件时，该特定器件可以与所述其它器件直接连接而不具有居间器件，也可以不与所述其它器件直接连接而具有居间器件。

本公开使用的所有术语(包括技术术语或者科学术语)与本公开所属领域的普通技术人员理解的含义相同，除非另外特别定义。还应当理解，在诸如通用字典中定义的术语应当被解释为具有与它们在相关技术的上下文中的含义相一致的含义，而不应用理想化或极度形式化的意义来解释，除非这里明确地这样定义。

对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。

申请人研究发现：现有的涡轮导叶供气系统中的引气管2一般沿周向均布，而涡轮导叶5和整流叶片沿轴向均是离散结构，且以一定的数量沿周向分布。在冷却气经引气管2和安装座3进入集气腔1，然后进入涡轮导向器叶片或者整流叶片的过程中，会出现周向上各叶片冷却流量分配不均匀的情况。

现有的涡轮导叶供气系统中的集气腔1的作用是收集引气管2的气流，并使冷却气经过一定程度的稳压后进入下游冷却涡轮叶片或者整流叶片。在理想情况下，冷却气在集气腔1中动压完全耗散，进而使得气流均匀地进入下游的涡轮导叶5。但因集气腔1尺寸有限，加之引气管2周向数量有限，使得冷却气自引气管2流出时呈射流状态，动能并不能完全耗散，使得正对管路出口的叶片因管路出口射流影响压力高，进而导致周向上各叶片冷却流量分配不均匀的情况。

如前所述，因冷气流量的差别将导致周向各涡轮导叶5的温度场不均匀，进而导致涡轮导叶5乃至涡轮机匣4变形不均匀。相关不均匀可能导致涡轮叶片转静子之间出现碰磨情况，影响发动机安全。

针对于此，如图1～2所示：在本公开的一个方面，提供一种涡轮导叶供气系统，包括：

集气腔1，呈环形结构，外周面固定安装于涡轮机匣4，内周面沿径向位于多个涡轮导叶5的外侧，被配置为容纳冷却气，并将冷却气输送至多个涡轮导叶5；

多个引气管2，被配置为从压气机引出冷却气，并将冷却气输送至集气腔1；以及

多个安装座3，固定连接于涡轮机匣4，用于安装集气腔1，沿径向连通于引气管2和集气腔1之间；

其中，引气管2连通于集气腔1的一端具有第一流道21，安装座3连接于引气管2的一端具有第二流道31，第一流道21和第二流道31的流通面积均沿径向向内侧渐增。

基于第一流道21和第二流道31的扩张作用，能够有效降低冷却气流经引气管2和安装座3后的射流速度，进而降低气流进入集气腔1的压力损失。

并且，因第一流道21和第二流道31的导流作用，冷却气在第二流道31的出口具有较大的覆盖面积，并在集气环腔内产生一定的周向速度，在一定程度上降低了正对引气管2的涡轮导叶5受到的冲击，并极大地改善了远离引气管2安装座3的涡轮导叶5的进气压力，消除了因引气管2出口径向射流的冲击效应而导致的正对引气管2的涡轮导叶5冷气流量显著高于其他涡轮导叶5的情况，降低了涡轮导叶5及涡轮机匣4的周向冷却不均匀性，相应地使机匣周向变形不均匀性也可以缓解。

为了防止冷却气在引气管2和安装座3之间发生泄漏，在一些实施例中，引气管2与安装座3互相连接，且第一流道21的出口和第二流道31的进口形状相同且面积相等。

为了使冷却气经第一流道21和第二流道31后的流动速度和压力损失满足下游的涡轮导叶5对冷却气的要求，在一些实施例中，第一流道21和第二流道31均呈圆锥形管道结构，圆锥形管道结构在垂直于轴向的截面上的投影呈等腰梯形，等腰梯形的两个腰之间的夹角为设定角度，且设定角度取值30°～120°。

为了进一步降低冷却气在第一流道21和第二流道31之间的流动损失，减少因避免突扩或突然收缩带来的压力损失，在一些实施例中，第一流道21与第二流道31的设定角度大小相等，以使第一流道21和第二流道31之间的壁面光滑且连续。

考虑到冷却气需要从位于航空发动机轴向前侧的压气机引出，并需要导通至位于轴向后侧的涡轮，因此冷却气在进入涡轮之前沿轴向移动，缺乏径向速度。因此在一些实施例中，多个引气管2沿周向均匀分布于集气腔1的外周，且引气管2连通于集气腔1的一端沿径向延伸，使得冷却气经引气管2的导向作用改变自身的速度方向，从而更适应于涡轮导叶5的冷却需求。

为了使冷却气从引气管2流出后不直接冲击涡轮导叶5之间的气流通道，因而引起更大的冷却气在周向的不均匀性，在一些实施例中，多个涡轮导叶5的数量为多个引气管2的数量的正整数倍，并且引气管2的中心线经过涡轮导叶5。

引气管2的中心线经过涡轮导叶5，使得冷却气流至正对引气管2的涡轮叶片后，被涡轮叶片自然地分为两股，从而对正对引气管2的涡轮叶片及两侧的各一片相邻的涡轮叶片进行良好的冷却，在一定程度上提高了冷却供气沿周向的均匀性。

如图3～6所示，为了进一步提高涡轮导叶5的冷却供气沿周向的均匀性，在一些实施例中，涡轮导叶供气系统还包括：

多个扩张管6，位于集气腔1的内部，且中心线重合于引气管2的中心线，扩张管6流通面积较小的一端固定安装于安装座3远离引气管2的一侧，流通面积较大的一端靠近于多个涡轮导叶5。

冷却气经引气管2和安装座3进入扩张管6后，由于第一流道21和第二流道31的扩张效果，射流速度极大地降低，此时，基于多个扩张管6，冷却气进一步经扩展通道进入集气腔1，从而极大地增加了冷却气沿周向的覆盖面积，并使冷却气不再直接冲击引气管2正对着的涡轮导向器叶片，使集气腔1中的冷却气能够更好地输运至远离引气管2的导向器叶片。

而因为气流的射流速度降低时，其动能更容易耗散，且周向上冷却气覆盖面积的增大还能提高气流在周向上的输运效果，因此扩张管6能够有效提高涡轮导叶5冷却流量的均匀性，从而提高涡轮机匣4的温度场和变形的均匀性，防止因冷却不均匀导致变形不均匀而发生转静子碰磨等后果。另外，采用扩张型设计的扩张管6还能使冷却气进入集气腔1后呈逐渐扩张的流动状态，从而降低冷却气进入集气腔1后因面积突然扩张而带来的气流压力损失。

为了降低冷却气在第一流道21、第二流道31和扩张管6之间的泄漏量及流动阻力，在一些实施例中，第一流道21的出口和第二流道31的进口形状相同且面积相等，第二流道31的出口和扩张管6的进口形状相同且面积相等，第一流道21、第二流道31和扩张管6的流道均呈圆锥形管道结构，圆锥形管道结构在垂直于轴向的截面上的投影呈等腰梯形，等腰梯形的两个腰之间的夹角为设定角度，第一流道21、第二流道31和扩张管6流道的设定角度大小相等。

为了进一步提高涡轮导叶5在周向上的冷却均匀性，在一些实施例中，扩张管6包括：

多孔板7，安装于扩张管6的内部，设置于扩张管6的出口，沿径向开设有多个开孔71，以使冷却气穿过多孔板7并流动至涡轮导叶5。

多孔板7与扩张管6一同构成类似于花洒的整流结构，冷却气经引气管2和安装座3进入花洒形的整流结构后，由于扩张管6的扩张效果，冷却气的射流速度极大地降低；而由于多孔板7上分布的多个开孔71的导流作用，使冷却气以较低的速度呈射流进入集气腔1，进而增加冷却气在周向上相对于涡轮导叶5的覆盖面积，使得冷却气不再直接冲击引气管2正对着的涡轮导向叶片，并使气流可以更好地输运至离引气管2远的导向器叶片。

在一些实施例中，多孔板7上的多个开孔71相对于扩张管6的中心线呈中心对称分布，且开孔71的面积随距离扩张管6的中心线的距离增加而增加。由于多孔板7的开孔71面积的渐变设计，靠近中心的孔径小，靠近外围的孔径大，使得多孔板7的开孔71面积适应了引气管2出口射流中心压力高外围压力低的特点，从而进一步提高了涡轮导叶供气系统沿周向的均匀性。

为了进一步改善涡轮导叶5的冷却流量沿周向分配不均匀的情况，并防止压气机引出的冷却气中所含的沙尘对涡轮叶片气膜孔的阻塞作用，防止涡轮叶片因冷却气流道不畅通而发生烧蚀，如图7～9所示，在一些实施例中，涡轮导叶供气系统还包括：

整流板8，呈环形结构，固定安装于集气腔1的内部，沿径向位于安装座3与涡轮导叶5之间，整流板8沿径向开设有多个过筛孔81，并且整流板8沿轴向的两端面均贴合于集气腔1的内表面。

在一些实施例中，引气管2沿径向在整流板8上的投影构成第一区域82，整流板8上位于第一区域82以外且距离第一区域82的距离在设定范围内的部分构成第二区域83，整流板8上位于第二区域83以外的部分构成第三区域84，过筛孔81的分布密度从第三区域84到第二区域83再到第一区域82递减。

基于上述整流板8，气流从引气管2流出后，整流板8将安装座3出口的冷却气的径向向内的射流速度冲击耗散，从而消除正对安装座3出口的涡轮导叶5所受到的冲击。并且，通过整流板8对集气腔1内流场的整流效益，使得大的扰动均转化为小的漩涡，提高集气腔1内压力分布的均匀程度，使冷却气以更均匀的周向速度进入涡轮叶片进口。

而开设有多个过筛孔81的整流板8除了整流效果，还可以将冷却气中存在的沙尘进行过滤和隔离，减少进入涡轮叶片的沙尘，进而降低了涡轮叶片被沙尘堵住的风险。

在本公开的一个方面，提供一种航空发动机，包括如前文任一实施例的涡轮导叶供气系统。

因此，根据本公开实施例，能够减少涡轮导叶5中部分叶片受到的气流冲击，并沿周向提高涡轮导叶5各叶片的冷却流量的均匀性。

至此，已经详细描述了本公开的各实施例。为了避免遮蔽本公开的构思，没有描述本领域所公知的一些细节。本领域技术人员根据上面的描述，完全可以明白如何实施这里公开的技术方案。

虽然已经通过示例对本公开的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上示例仅是为了进行说明，而不是为了限制本公开的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本公开的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改或者对部分技术特征进行等同替换。本公开的范围由所附权利要求来限定。

Claims (13)

1.一种涡轮导叶供气系统，其特征在于，包括：

集气腔(1)，呈环形结构，外周面固定安装于涡轮机匣(4)，内周面沿径向位于多个涡轮导叶(5)的外侧，被配置为容纳冷却气，并将冷却气输送至所述多个涡轮导叶(5)；

多个引气管(2)，被配置为从压气机引出冷却气，并将冷却气输送至所述集气腔(1)；以及

多个安装座(3)，固定连接于所述涡轮机匣(4)，用于安装所述集气腔(1)，沿径向连通于所述引气管(2)和所述集气腔(1)之间；

其中，所述引气管(2)连通于所述集气腔(1)的一端具有第一流道(21)，所述安装座(3)连接于所述引气管(2)的一端具有第二流道(31)，所述第一流道(21)和所述第二流道(31)的流通面积均沿径向向内侧渐增。

2.根据权利要求1所述的涡轮导叶供气系统，其特征在于，所述引气管(2)与所述安装座(3)互相连接，且所述第一流道(21)的出口和所述第二流道(31)的进口形状相同且面积相等。

3.根据权利要求2所述的涡轮导叶供气系统，其特征在于，所述第一流道(21)和所述第二流道(31)均呈圆锥形管道结构，所述圆锥形管道结构在垂直于轴向的截面上的投影呈等腰梯形，所述等腰梯形的两个腰之间的夹角为设定角度，且所述设定角度取值30°～120°。

4.根据权利要求3所述的涡轮导叶供气系统，其特征在于，所述第一流道(21)与所述第二流道(31)的所述设定角度大小相等，以使所述第一流道(21)和所述第二流道(31)之间的壁面光滑且连续。

5.根据权利要求1所述的涡轮导叶供气系统，其特征在于，多个所述引气管(2)沿周向均匀分布于所述集气腔(1)的外周，且所述引气管(2)连通于所述集气腔(1)的一端沿径向延伸。

6.根据权利要求5所述的涡轮导叶供气系统，其特征在于，多个所述涡轮导叶(5)的数量为多个所述引气管(2)的数量的正整数倍，并且所述引气管(2)的中心线经过所述涡轮导叶(5)。

7.根据权利要求1所述的涡轮导叶供气系统，其特征在于，还包括：

多个扩张管(6)，位于所述集气腔(1)的内部，且中心线重合于所述引气管(2)的中心线，所述扩张管(6)流通面积较小的一端固定安装于所述安装座(3)远离所述引气管(2)的一侧，流通面积较大的一端靠近于多个所述涡轮导叶(5)。

8.根据权利要求7所述的涡轮导叶供气系统，其特征在于，所述第一流道(21)的出口和所述第二流道(31)的进口形状相同且面积相等，所述第二流道(31)的出口和所述扩张管(6)的进口形状相同且面积相等，所述第一流道(21)、所述第二流道(31)和所述扩张管(6)的流道均呈圆锥形管道结构，所述圆锥形管道结构在垂直于轴向的截面上的投影呈等腰梯形，所述等腰梯形的两个腰之间的夹角为设定角度，所述第一流道(21)、所述第二流道(31)和所述扩张管(6)流道的所述设定角度大小相等。

9.根据权利要求7所述的涡轮导叶供气系统，其特征在于，所述扩张管(6)包括：

多孔板(7)，安装于所述扩张管(6)的内部，设置于所述扩张管(6)的出口，沿径向开设有多个开孔(71)，以使冷却气穿过所述多孔板(7)并流动至所述涡轮导叶(5)。

10.根据权利要求9所述的涡轮导叶供气系统，其特征在于，所述多孔板(7)上的多个开孔(71)相对于所述扩张管(6)的中心线呈中心对称分布，且所述开孔(71)的面积随距离所述扩张管(6)的中心线的距离增加而增加。

11.根据权利要求1所述的涡轮导叶供气系统，其特征在于，还包括：

整流板(8)，呈环形结构，固定安装于所述集气腔(1)的内部，沿径向位于所述安装座(3)与所述涡轮导叶(5)之间，所述整流板(8)沿径向开设有多个过筛孔(81)，并且所述整流板(8)沿轴向的两端面均贴合于所述集气腔(1)的内表面。

12.根据权利要求11所述的涡轮导叶供气系统，其特征在于，所述引气管(2)沿径向在所述整流板(8)上的投影构成第一区域(82)，所述整流板(8)上位于所述第一区域(82)以外且距离所述第一区域(82)的距离在设定范围内的部分构成第二区域(83)，所述整流板(8)上位于所述第二区域(83)以外的部分构成第三区域(84)，所述过筛孔(81)的分布密度从所述第三区域(84)到所述第二区域(83)再到所述第一区域(82)递减。

13.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1～12任一所述的涡轮导叶供气系统。

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